一种飞行器的制作方法

1.本实用新型涉及仿生飞行技术领域，具体涉及一种飞行器。


背景技术：

2.为确保飞行器的持续飞行时间，通常需要飞行器具有较小的重量，重量越轻，能耗就越低，相应的飞行时间就更长，飞行效果也更好。因此在限制重量的前提下，目前飞行器特别是扑翼飞行器的头部多采用轻质的材料制成，形成头部的壳体的厚度通常不大于0.3mm。这些轻质材料往往强度不够，在飞行中碰撞墙壁或障碍物，或者摔落时撞击地面，都可能会导致头部变形褶皱、甚至破裂，影响飞行器的外观及使用寿命。
3.现有技术中有在飞行器的机头的最前端设有缓冲部的情况，缓冲部可以为橡胶或者使用其他软性材料制成，当机头出现碰撞时，软性的缓冲部能起到缓冲的作用。但是当头部受到较大的冲击力时，由于头部比较薄，容易凹陷变形，甚至会在头部与机身相连的螺丝孔处开裂。


技术实现要素：

4.因此，本实用新型要解决的技术问题在于克服现有技术中的飞行器的头部在受到较大冲击力时容易损坏的缺陷，从而提供一种头部不易损坏的飞行器。
5.为解决上述技术问题，本实用新型提供了一种飞行器，包括：
6.机身结构；
7.头部结构，包括与所述机身结构连接的头部本体；
8.抵推结构，全部或部分位于所述头部本体内部，所述抵推结构与所述头部本体的前端之间的距离小于所述头部本体的最大塑性形变值。
9.可选地，所述抵推结构与所述头部本体的前端之间的距离小于所述头部本体的最大弹性形变值，且所述头部本体的最大弹性形变值小于所述头部本体的最大塑性形变值。
10.可选地，所述抵推结构具有弹性。
11.可选地，所述抵推结构包括至少一个弹性臂。
12.可选地，所述弹性臂位于所述抵推结构靠近所述机身结构的一端，所述弹性臂远离所述机身结构的一端伸入所述头部本体内。
13.可选地，所述弹性臂呈弧状。
14.可选地，所述抵推结构还包括设置在所述弹性臂靠近所述头部本体一端的折弯部、和与所述折弯部连接的支撑部，所述支撑部适于与所述头部本体的前端的内表面接触。
15.可选地，所述支撑部朝向所述机身结构的一侧面形成有连接部，所述弹性臂、所述折弯部、所述支撑部及所述连接部均为两个，两个所述弹性臂对称设置，两个所述折弯部对称设置，两个所述支撑部对称设置，两个所述连接部对称设置，其中，两个对称设置的所述连接部可拆卸地连接。
16.可选地，所述抵推结构还包括加固部，所述加固部、所述弹性臂、所述折弯部、所述
支撑部及所述连接部为一体成型。
17.可选地，所述抵推结构设在所述机身结构上，并伸入所述头部本体内部。
18.可选地，所述头部结构还包括设在所述头部本体的前端外侧的柔性保护部，所述柔性保护部与所述头部本体之间形成空腔。
19.本实用新型技术方案，具有如下优点：
20.1.本实用新型提供的飞行器，通过设置抵推结构，并且抵推结构与头部本体的前端之间的距离小于头部本体的最大塑性形变值，当头部本体的前端受到撞击时，抵推结构在头部本体到达最大塑性变形之前就与头部本体接触，抵推结构会向头部本体施加反力，使头部结构受到的撞击力与抵推结构施加的反力相互抵消，能够避免头部本体破裂，头部不易损坏，并且由于抵推结构全部或部分位于头部本体内部，在头部本体受到撞击发生变形时，由于受到抵推结构的支撑，头部本体除前端处的其余位置也不易发生变形。
21.2.本实用新型提供的飞行器，抵推结构与头部本体的前端之间的距离小于等于头部本体的最大弹性形变值，头部本体在受到撞击发生变形时，由于受到抵推结构的支撑，变形程度为弹性变形，撞击后头部本体仍能恢复到初始状态，不影响该飞行器的外观。
22.3.本实用新型提供的飞行器，所述抵推结构具有弹性，这样设置使头部本体与抵推结构接触时，抵推结构对头部本体有一定的缓冲力，不会对头部本体造成刚性冲击。
23.4.本实用新型提供的飞行器，所述弹性臂呈弧状，弹性臂自身具有一定的弹性，弹性臂可采用与头部本体或机身结构相同的材质制成，便于对弹性臂进行加工固定，并且弹性臂的弧状结构可与头部本体的外形相适配，可避免在安装时和头部本体干涉。
24.5.本实用新型提供的飞行器，所述抵推结构还包括设置在所述弹性臂靠近所述头部本体一端的折弯部、和与所述折弯部连接的支撑部，所述支撑部适于与所述头部本体的前端的内表面接触，支撑部在与头部本体接触时，为面接触，接触面积大，头部本体不易变形，对头部本体的保护效果好。
25.6.本实用新型提供的飞行器，所述抵推结构设在所述机身结构上，并伸入所述头部本体内部，将抵推结构设在机身结构上，有利于减轻头部的重量，同时也便于对抵推结构进行安装固定。
26.7.本实用新型提供的飞行器，所述头部结构还包括设在所述头部本体的前端外侧的柔性保护部，所述柔性保护部与所述头部本体之间形成空腔，该飞行器在飞行过程中受到撞击后，柔性保护部先碰到障碍物，柔性保护部发生弹性变形，由于柔性保护部的弹性作用，会挤压空腔内的空气，空腔内的空气被压缩，柔性保护部受到的冲击产生的动能转化成空气的势能，空腔起到了阻尼器的作用，减缓、降低了头部本体受到的冲击力，保护头部本体不受损坏，延长了该飞行器的使用寿命，当撞击力较大，导致头部本体发生变形时，抵推结构支撑头部本体，使其不会发生较大的变形，抵推结构与柔性保护部共同作用保护头部，使头部不易损坏。
附图说明
27.为了更清楚地说明本实用新型具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性
劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
28.图1为本实用新型的实施例中提供的飞行器的结构示意图；
29.图2为图1的局部剖视图；
30.图3为图2的局部结构爆炸示意图；
31.图4为图1所示的头部结构的主视图；
32.图5为图4的左视图。
33.附图标记说明：
34.1-机身结构；2-头部结构；20-头部本体；21-限位孔；22-固定孔；23-柔性保护部；24-空腔；3-翅膀结构；4-尾翼结构；5-抵推结构；50-弹性臂；51-折弯部；6-支撑部；7-发射灯管；8-螺钉；9-加固部；10-连接部。
具体实施方式
35.下面将结合附图对本实用新型的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
36.在本实用新型的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
37.在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。
38.在本实用新型的描述中，在未作相反说明的情况下，使用的方位词如“上、下、左、右、前、后”通常是相对于飞行器的正常飞行状态而言的，具体地，在飞行器正常飞行时，朝向天空的方向为“上”，朝向地面的方向为“下”，朝向飞行器机头的方向为“前”，朝向飞行器尾翼的方向为“后”，朝向飞行器左机翼的方向为“左”，朝向飞行器右机翼的方向为“右”。
39.此外，下面所描述的本实用新型不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
40.实施例
41.以下结合附图对本公开的具体实施方式进行详细说明。应当理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于说明和解释本公开，并不用于限制本公开。
42.本实用新型提供一种飞行器，如图1所示，该飞行器包括机身结构1、头部结构2、翅膀结构3、尾翼结构4、抵推结构5，头部结构2、翅膀结构3、尾翼结构4均可拆卸地连接在机身结构1上，其中尾翼结构4包括实现飞行器转向的尾舵机构。
43.头部结构2包括与机身结构1连接的头部本体20，抵推结构5全部或部分位于头部
本体20内部。抵推结构5与头部本体20的前端之间的距离小于头部本体20的最大塑性变形值。
44.在一个实施例中，如图2所示，抵推结构5与头部本体20的前端之间的距离为d，d满足：0≤d＜m，其中，m为头部本体20的最大塑性形变值。当抵推结构5与头部本体20的前端之间的距离d为0时，抵推结构5与头部本体20的前端相接触。其中最大塑性形变值指：头部本体20受冲击时能发生的最大形变量，当头部本体20受冲击时发生的形变量大于最大塑性形变值时，头部本体20将出现破损，因此在头部本体20出现最大形变之前，抵推结构5就与头部本体20接触，抵推结构5会向头部本体20施加反力，使头部本体20受到的撞击力与抵推结构5施加的反力相互抵消，能够避免头部本体20破裂，并且由于抵推结构5位于头部本体20内部，在头部本体20受到撞击发生变形时，由于受到抵推结构5的支撑，头部本体20除前端处的其余位置也不易发生形变，即头部结构2不易损坏。
45.在另一种实施方式中，抵推结构5与头部本体20的前端之间的距离小于头部本体20的最大弹性形变值，且头部本体20的最大弹性形变值小于头部本体20的最大塑性形变值。继续参阅图2，抵推结构5与头部本体20的前端之间的距离d满足：0≤d＜n，其中，n为所述头部本体20的最大弹性形变值，n＜m。最大弹性形变值指：头部本体20受碰撞产生形变后能恢复到初始状态的最大形变值，当头部本体20产生形变后对应的形变值小于最大弹性形变值时，头部本体20能自动恢复，因此，头部本体20在受到撞击发生变形时，由于受到抵推结构5的支撑，变形程度为弹性变形，撞击后头部本体20仍能恢复到初始状态，不影响头部结构2的外观。
46.在一种实施方式中，为了克服抵推结构5与头部本体20的结构尺寸公差，抵推结构5与头部本体20的前端之间的距离d满足：0≤d≤0.5mm。当抵推结构5与头部本体20的前端之间的距离d为0时，抵推结构5与头部本体20的前端相接触。需要说明的是，该实施例中0.5mm并非为头部本体20的最大塑性形变值或最大弹性形变值，而是为了避免因结构尺寸公差而在装配抵推结构5与头部本体20时发生相互干涉。
47.作为优选的实施方式，抵推结构5具有弹性，当头部本体20受外力后与抵推结构5接触时，抵推结构5对头部本体20受到的外力有一定的缓冲作用，不会对头部本体20造成刚性冲击。当然，在一些可替换的实施方式中，抵推结构5可以为刚性，也能对头部本体20起到支撑的作用，刚性的抵推结构5可以与头部本体20的前端直接接触，也可与头部本体20的前端之间具有间隙。
48.在一种实施方式中，如图3所示，抵推结构5包括至少一个弹性臂50，弹性臂50的形状可以为各种曲线形状，由于曲线形状朝向弯曲方向存在一定的形变量使弹性臂50具备弹性。该飞行器在飞行过程中，碰撞到障碍物或者撞击到地面时，头部本体20的受力传递到弹性臂50，弹性臂50发生一定弹性形变，产生弹力与冲击力相互抵消，起到了缓冲作用，使头部不发生凹陷形变或者破裂现象。在一种实施方式中，弹性臂50呈弧状，弹性臂50的弧状形态与头部本体20的前端外形相适配，可避免在安装时与头部本体20的结构相互影响，同时也便于对弹性臂50进行加工固定。
49.在一种实施方式中，弹性臂50位于抵推结构5靠近机身结构1的一端，弹性臂50远离所述机身结构1的一端伸入头部本体20内，即弹性臂50在抵推结构5上的位置更靠近机身结构1，弹性臂50的一端靠近机身结构1，另一端远离机身结构1伸入头部本体20内。
50.在一种实施方式中，如图2和图3所示，抵推结构5还包括设置在弹性臂50的靠近头部本体20一端的折弯部51、和与折弯部51连接的支撑部6，因弯折部51的设置使支撑部6与弹性臂50之间形成夹角，且夹角大于0
°
。支撑部6适于与头部本体20的前端的内表面接触，支撑部6在与头部本体20的前端的内表面接触时，优选为面接触，即支撑部6靠近头部本体20的端面与头部本体20的前端的内表面接触，以在头部本体20的前端受力时增大两者间的接触面积，使头部本体20的前端受到外力时支撑部6对其前端起到支撑作用，保证头部本体20不易变形，对头部本体20的保护效果好，且抵推结构5也不易损坏。
51.在一种实施方式中，支撑部6朝向机身结构1的一侧面形成有连接部10，为确保该飞行器的左、右结构对称，弹性臂50、折弯部51、支撑部6及连接部10均为两个，两个弹性臂50对称设置，两个折弯部51对称设置，两个支撑部6对称设置，两个连接部10对称设置，其中，两个对称设置的连接部10可拆卸地连接。具体的，连接部10的形状为耳状，连接部10上形成有螺钉孔，两个连接部10通过螺栓连接。这样设计，对于将机身本体1分为左、右两侧分别加工的飞行器而言简化了加工工艺，加工会完成后，通过螺钉即可固定连接，方便快捷。在其他可替换的实施方式中，连接部10的形状可根据实际需求设置，如方形、圆形等，且两个连接部10之间可通过卡扣等方式连接，本实用新型对连接部10的形状及连接形式不作具体限定。在一种实施方式中，弹性臂50、折弯部51、支撑部6及连接部10为一体成型。这样设置简化了加工工艺，同时确保了由弹性臂50、折弯部51、支撑部6及连接部10组成的抵推结构5的结构稳定性。在该实施例中，飞行器包括两个由弹性臂50、折弯部51、支撑部6及连接部10组成的一体结构，两个一体结构沿着飞行器的中心轴线左、右对称地设置(如图3所示)，保证了飞行器左、右结构的对称性，保障飞行器的平衡飞行。
52.在一种实施方式中，抵推结构5采用与头部本体20或机身结构1相同的塑料材质制成，有利于减轻飞行器的整体重量。在其它可替换的实施方式中，抵推结构5可整体由弹性材质制成，或者抵推结构5包括适于与头部本体20的前端的内表面接触的刚性部、以及连接在刚性部与机身本体1或头部本体20之间的弹性部，也即支撑部6为刚性部，支撑部6与机身结构1或头部本体20之间的部分为弹性部。该弹性部可以是弹性材质制成的弹性体，也可以是弹簧。
53.在一种实施方式中，抵推结构5设在机身结构1上，并伸入头部本体20内部。在其它一些可替换的实施方式中，抵推结构5可设置在头部本体20上，或者同时在头部本体20上与机身本体1上均设置，并且抵推结构5的前端与头部本体20的前端之间的距离小于头部本体20的最大塑性形变值。
54.在一种实施方式中，如图2、图3所示，该抵推结构5设置在机身结构1上，具体地，抵推结构5固定在机身结构1的前端，即弹性臂50远离折弯部51的一端固定在机身结构1的前端。抵推结构5可与机身机构1一体成型实现固定连接，或抵推结构5通过螺钉固定在机身结构1上等，具体固定形式本申请不做限定。
55.在另一种实施方式中，为确保抵推结构5受到外力时与机身结构1的连接依然牢靠，弹性臂50远离折弯部51的一端固定连接在机身结构1的前端，形成连接点a，该抵推结构5还包括加固部9，加固部9的一端固定连接于连接点a，加固部9的另一端与机身结构1的前端的下方固定连接，形成连接点b。抵推结构5通过弹性臂50和加固部9与机身结构1固定连接形成的连接点a，连接点b，增强了抵推结构5与机身结构1固定连接后的结构稳定性。
56.在一种实施方式中，如图4和图5所示，头部本体20还包括设在头部本体20的前端外侧的柔性保护部23，柔性保护部23与头部本体20之间形成空腔24。柔性保护部23的设置使该飞行器在飞行过程中受到撞击时，柔性保护部23先碰到障碍物，柔性保护部23发生弹性变形，由于柔性保护部23的弹性作用，会挤压空腔24内的空气，空腔24内的空气被压缩，柔性保护部23受到的冲击产生的动能转化成空气的势能，空腔24起到了阻尼器的作用，减缓、降低了头部本体20受到的冲击力，保护头部本体20不受损坏，延长了该飞行器的使用寿命。在撞击力较小的情况下，柔性保护部23发生弹性变形，能够减缓头部本体20受到的冲击力，失去撞击后，柔性保护部23能够恢复到初始状态，在撞击力较大的情况下，头部本体20的受力传递到弹性臂50，弹性臂50发生一定弹性形变，产生弹力与冲击力相互抵消，起到了缓冲作用，使头部不发生凹陷形变或者破裂现象。
57.具体的，柔性保护部23套设在头部本体20外，并与头部本体20之间形成空腔24。在一种实施方式中，可预先在头部本体20上形成有安装部，该安装部为与柔性保护部23边缘适配的台阶面，柔性保护部23套设在安装部后柔性保护部23与头部本体20的外表面之间形成平整的连接面，外观上更加美观。柔性保护部23可采用硅胶或橡胶等柔性材质制成，这使柔性保护部23本身具有一定的弹性，在连接时将柔性保护部23张开，弹性力会将柔性保护部23稳定的套在头部本体20的安装部上，当然，为确保柔性保护部23与头部本体20能够稳定可靠的连接，也可使柔性保护部23与安装部进一步通过胶粘连接，也可以使空腔24实现密闭状态。
58.在一种实施方式中，柔性保护部23为鸟嘴状，该飞行器的外观形状更接近鸟类的形状，形象生动。
59.在一种实施方式中，头部本体20为吸塑成型结构，可具体为吸塑壳体，采用吸塑工艺制成的头部本体20，厚度较小，质量更轻。
60.优选的，头部本体20与机身结构1可拆卸连接，当头部本体20发生损坏，可单独更换头部本体20，无需一同更换机身结构1，有利于节约成本。在本实施方式中，头部本体20上成型有至少一个固定孔22，紧固件8通过固定孔22与机身结构1连接。在一个具体的实施方式中，头部本体20的两侧分别成型有一个固定孔22，紧固件8为螺钉，固定孔22为与螺钉适配并供螺钉穿过的螺钉孔，两个螺钉通过头部本体20两侧的固定孔与机身结构1连接。在其它可替换的实施方式中，头部本体20与机身结构1之间通过卡扣方式或通过螺纹紧固等方式连接，本公开对此不作具体限定。
61.进一步参考图4和图5，头部本体20上形成有限位孔21，避障模组或摄像头机身结构1位于限位孔21内。具体地，为了实现飞行器的避障功能，限位孔21的通孔方向朝向飞行器的飞行方向，避障模组包括发射灯管7，发射灯管7可拆卸地固定在机身结构1上，在机身结构1与头部本体20连接后，发射灯管7适配地限位于限位孔21内。在头部本体20与机身结构1通过紧固件8及固定孔22实现连接的实施方式中结合限位孔21，限位孔21可起到加强头部本体20与机身结构1的固定作用，即头部本体20与机身结构1之间通过至少一个紧固件22和限位孔21一同进行固定，固定比较牢靠。
62.在一种实施方式中，该飞行器具体指扑翼飞行器。
63.显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或
变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本实用新型创造的保护范围之中。